舰载直升机舰上停放范围计算方法与研究

赵悦 周琪琛

（中国直升机设计研究所，江西景德镇 333001）

0.引言

舰载直升机是指搭载在舰船上的直升机，是我国海军的重要组成部分，主要遂行反潜反舰、空中预警、布雷扫雷、垂直补给、以及侦察救护等任务[1]。

当舰船在海上航行时，由于受海浪特性、自身运动状态的影响，舰船自身会出现横摇、纵摇、横荡、纵荡等运动。与陆地上相比，舰载直升机停留在舰船甲板上，不仅要承受环境风带来的风载，还要承受舰船给舰载直升机的惯性载荷[2-3]。因此，若要使舰载直升机能够平稳、安全地停留在舰船上，就必须对直升机进行系留，尤其在海况较差时，舰载直升机机体将会承受各个方向的过载，且载荷较大。如果某一方向载荷超出了机体结构或者系留装置的承载能力，则直升机机体结构、系留装置都可能遭到破坏。

当前，直升机舰面系留普遍采用的是定点系留的方式，即先确定舰载直升机在舰船上的停放位置，再根据系留窝分布确定直升机系留方案并进行评估。但在实际使用中，舰载直升机一般不能准确停放在系留方案中要求的位置，导致实际系留方案与理论系留方案存在偏差，可能使直升机结构和系留装置的受力超过其承载能力，如图1所示。因此，在系留方案设计阶段，需给出直升机的停放范围，作为舰上系留操作的限制条件，以避免直升机结构和系留装置发生破坏。本文通过建立舰载直升机系留载荷计算模型，给出了一种舰载直升机舰上停放范围的计算方法。

1.舰载直升机系留载荷计算模型

1.1 有限元模型

采用有限元的方法计算直升机舰面系留载荷，有限元模型如图2所示。以直升机重心为系留对象的中心，分别连接各起落架接地点与各系留环，作为一个刚体进行分析。各系留环与对应的系留窝之间建立杆单元，用于模拟系留绳；建立系留索力学分析模型，并能施加预拉伸力载荷。轮胎采用弹簧来模拟，弹簧在Z方向设置刚度，3个轮胎刚度均可调整。在起落架接地点Z向坐标处建立解析刚体作为甲板，建立甲板与起落架之间的接触关系。直升机受到的外部载荷施加在直升机重心处。

1.2 外部载荷

对于系留于飞行甲板的舰载直升机，受到的外力包括：（1）重力。作用在机体重心，竖直向下。（2）风力。作用在风载中心处，设定方向为水平，与直升机航向垂直。（3）惯性力。作用在机体重心，与舰船的摇晃模式、加速度有关。

将重力、风力和惯性力等载荷统一通过坐标转换的方式施加到直升机重心上。

设 Fx0，Fy0，Fz0为风力在 x、y、z 方向的力 ；Mx0，My0，Mz0为风力在x、y、z方向的力矩；需将Fx0，Fy0，Fz0的作用点由风载中心平移到直升机重心处，平移后会产生额外的力矩，平移后的风载力矩公式如下所示：

其中，MwindX，MwindY，MwindZ为转换后的风载；Xg，Yg，Zg为直升机重心的坐标；Xw，Yw，Zw为风载作用点的坐标。

直升机系留在舰船上，受舰船纵摇、横摇等运动的影响，会产生横向、纵向、垂向3个方向的惯性载荷。一般舰船给出的横向、纵向、垂向加速度的参考系为舰船坐标系，在直升机系留载荷计算时，需将舰船加速度转化为机体坐标系下直升机重心处的加速度，转换公式如下所示：

其中，nx、ny、nz分别为直升机坐标系下X、Y、Z 3个方向惯性载荷；φ为舰船纵摇角，θ为舰船横摇角，ax'、ay'、az'分别为舰船坐标系3个方向的加速度载荷，g为重力加速度。

综上，将重力、风载、惯性载荷叠加，得出直升机受到的合力和合力矩，公式如下所示：

其中，FX，FY，FZ，MX，MY，MZ为直升机重心处3个方向上的合力和合力矩；mH为直升机质量。

2.舰载直升机舰上停放范围计算

根据以上建立的系留载荷计算模型，可计算出在当前系留方案下每条系留索具的系留载荷。若系留载荷满足系留装置和直升机结构的强度要求，则可继续计算当前系留方案下舰载直升机所能停靠的范围。

图3 某型舰载直升机示意图

2.1 理论停放位置系留载荷计算

某型舰载直升机共有4个系留环，每个系留环连接2根系留索具，共8根系留索具，舰面系留物理模型如图4所示。

图4 直升机舰上系留示意图

舰载直升机数据如表1所示。使用表1数据，利用有限元方法可求得理论系留方案下的各索具的系留载荷。

表1 某型舰载直升机计算数据

根据以上直升机数据，计算得到的系留载荷如表2所示。在此风载和舰船运动下，直升机航向右侧系留载荷为0，仅左侧系留索受力。

表2 系留载荷计算结果

2.2 停靠范围设置

系留点位置分布和系留方案确定之后，舰载直升机停靠的精确位置由3个参数决定，即舰载直升机实际停放位置相对于系留方案规定的理论停放位置的X方向偏移距离、Y方向偏移距离和绕Z轴的转角。确定舰载机停靠范围就是要确定这3个变量的取值区间。

以直升机理论停放位置的旋翼中心建立局部坐标系，确定舰载直升机在2个方向上可能偏移的最大距离X和Y与可能偏移的最大角度θz，以此确定直升机的初始计算范围。根据计算的精度要求，对计算范围进行网格划分，如图5所示。设X方向网格步长为Δx，Y方向网格步长为Δy，偏移量网格步长Δθz，则网格点：

图5 计算区域设置

2.3 停放范围计算

根据以上设置，将计算区域划分为大小i×j×k的三维网格，若对所有网格点全部计算，则计算量较大，在工程上不具备可实施性。为解决此问题，在计算时根据实际情况，优化计算流程，减少计算量。

首先计算在偏移角度不变时，直升机的停放范围。在停放范围计算前，理论系留位置的系留载荷已知且满足强度要求。因此，可从理论停放位置开始，沿网格逐层向外，进行计算，直至不满足强度要求，如图6（a）所示。根据停靠范围的计算结果，可以画出最大系留力F在参数空间上的分布云图。当参数θz不变时，分布云图为一个二维栅格数据，通过二维栅格数据生成等值线的算法，取系留索极限强度值为等值线的值，可以得到F=Fmax的等值线，等值线所包围的范围，即为舰载机固定偏移角度时的最大停靠范围，如图6（b）所示。

图6 舰载机无偏移角度时的最大停靠范围计算

随后计算直升机允许的停放偏移角度。改变直升机停放偏移角度，在每个角度下计算直升机当前停放角度下的最大停放范围，形成各角度下直升机停放范围。再将各角度下停放范围叠加，得出最终的直升机停放范围，如图7所示。

图7 直升机停放范围计算

3.结论

本文利用有限元方法建立了舰载直升机舰上系留载荷计算模型，计算分析了不同停放偏差下系留载荷，并给出了直升机停放范围的计算方法。在舰上理论系留方案基础上，应用此方法能快速给出舰载直升机允许的停放范围，减少系留风险，简化舰上系留操作，有效提升舰载直升机舰面保障作业的效率。